РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ	(19) RU (11) 2 451 818 (13) C1
	(51) МПК F02K 9/95 (2006.01)

Статус:	действует (последнее изменение статуса: 05.08.2023)
Пошлина:	учтена за 14 год с 06.10.2023 по 05.10.2024. Установленный срок для уплаты пошлины за 15 год: с 06.10.2023 по 05.10.2024. При уплате пошлины за 15 год в дополнительный 6-месячный срок с 06.10.2024 по 05.04.2025 размер пошлины увеличивается на 50%.

(21)(22) Заявка: 2010140534/06, 05.10.2010 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 05.10.2010 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 05.10.2010 (45) Опубликовано: 27.05.2012 Бюл. № 15 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2326263 С1, 20.12.2010. RU 2400644 С1, 27.09.2010. US 6314719 B1, 13.11.2001. JP 8505676 A, 18.06.1996. WO 2009150069 A2, 17.12.2009. Адрес для переписки: 394006, г.Воронеж, ул. Ворошилова, 20, Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"

(72) Автор(ы): Рачук Владимир Сергеевич (RU), Завизион Геннадий Иванович (RU), Гутерман Виталий Юрьевич (RU), Рубинский Виталий Романович (RU), Губертов Арнольд Михайлович (RU), Ребров Сергей Григорьевич (RU), Голиков Андрей Николаевич (RU), Голубев Виктор Александрович (RU) (73) Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU), Государственный научный центр Российской Федерации - Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") (RU)

(54) ЛАЗЕРНОЕ УСТРОЙСТВО ВОСПЛАМЕНЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА (ВАРИАНТЫ)

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для многократного запуска ракетных двигателей (РД), использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива в условиях их эксплуатации на ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, при отработке двигателей в стендовых условиях. Группа изобретений может быть использована также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.

Известно устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ЖРД [1]. Устройство содержит корпус, внутри которого расположены реакционная полость, сужающаяся к выходу в камеру сгорания, трубопроводы подачи горючего и окислителя. Пусковые порции компонентов поджигаются электроискровой свечой, установленной в корпусе. Недостатком данного устройства является его неэффективность при многократных включениях, когда при запусках и остановах продукты неполного сгорания загрязняют электроды свечи.

Кроме того, при искрообразовании возбуждаются электромагнитные помехи.

Известно устройство воспламенения компонентов топлива в КС РД [2], принятого за прототип, содержащее корпус с каналом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива, устройство подачи энергии в реакционную полость в виде лазерной свечи, снабженной фокусирующей линзой и установленной в корпусе устройства соосно каналу транспортировки продуктов сгорания, при этом выходной торец лазерной свечи и входной торец канала транспортировки образуют реакционную полость, в которой вблизи выходного торца лазерной свечи расположена мишень, на которую фокусируется лазерное излучение с образованием плазмы оптического пробоя, воспламеняющего смесь.

Недостатком прототипа является то, что мишень располагается в потоке воспламеняющейся смеси, что снижает ресурс работы устройства. Кроме этого излучение от горящих в канале продуктов может передаваться обратно через фокусирующую линзу в лазер, нарушая работу оптических элементов лазера.

Технической задачей, на решение которой направлена заявляемая группа изобретений, является обеспечение надежного воспламенения ракетных топлив с использованием лазерных устройств воспламенения. Для решения этой задачи предлагается два варианта устройства для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания РД. В первом варианте устройство содержит корпус с газоводом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в КС-газоводом, узлы подачи компонентов, устройство подачи энергии, реакционную полость. В качестве устройства подачи энергии используется лазерная свеча, установленная в корпусе несоосно относительно газовода и состоящая из малогабаритного лазера и узла фокусировки излучения. Реакционная полость расположена непосредственно в канале газовода.

Излучение оптической свечи фокусируется в канале газовода - в объеме или на стенке канала ниже по течению относительно входного отверстия горючего.

Второй вариант лазерного устройства воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя содержит корпус с газоводом для транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в камеру сгорания, узлы подачи компонентов топлива, реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, узел фокусировки, при этом лазерная свеча установлена в корпусе устройства несоосно газоводу, реакционная полость расположена в газоводе, узел фокусировки расположен так, что лазерная энергия фокусируется на стенку газовода или в его объем, кроме того, в газоводе выполнен охлаждающий канал, соединенный с одним из узлов подачи компонентов.

Величина сфокусированной плотности лазерной энергии должна быть достаточной, чтобы в смеси компонентов произошел оптический пробой с образованием плазмы. Порог пробоя зависит от различных параметров: состава смеси, давления, длины волны лазерного излучения, типа поверхности, на которую фокусируется излучение, и ряда других факторов. В частности, для организации оптического пробоя в газах при атмосферном давлении, пороговая плотность мощности составляет величину 10⁹-10¹⁰¹⁰ Вт/см² для поверхностного оптического разряда и 10¹¹ Вт/см² для объемного при использовании лазерного излучения с длиной волны 1064 нм, длительности лазерных импульсов ~10 нс. В результате смесь взаимодействует с плазменным факелом, инициированным оптическим пробоем, что приводит к ее воспламенению.

Путем опережения подачи одного из компонентов в начальный момент работы устройства обеспечивается переменность состава компонентов топлива в области фокусировки лазерной энергии. Так, сразу после подачи компонента 1, являющегося окислителем, он заполняет все каналы устройства, а после подачи компонента 2 - горючего, с одновременным включением лазера, работающего в импульсно-периодическом режиме, в области фокусировки по истечении некоторого времени образуется смесь компонентов топлива с соотношением компонентов, оптимальным для воспламенения лазерным излучением, после чего происходит воспламенение смеси компонентов топлива в канале с образованием стационарного факела, а лазер выключается.

Возможно опережение подачи горючего или одновременная подача компонентов.

Отличительными признаками предлагаемого устройства от прототипа [2] является несоосное расположение лазерной свечи и канала газовода, использование части канала газовода в качестве реакционной полости, фокусировка лазерной энергии на стенку газовода или в его объем, отвод части компонента на охлаждение газовода. Несоосное расположение лазерной свечи и канала газовода позволяет предотвратить излучение от горящих в канале газовода и камере сгорания продуктов, которое может передаваться обратно через фокусирующую линзу в лазер, что может нарушить работу оптических элементов лазера. Использование канала газовода в качестве реакционной полости упрощает конструкцию устройства, а инициация горения в объеме газовода или на его стенке, использующейся в качестве мишени, позволяет повысить надежность работы устройства по сравнению с прототипом, где мишень располагалась в канале и, следовательно, подвергалась повышенным тепловым нагрузкам, ограничивая тем самым температурный диапазон работы устройства.

Предлагаемые устройства иллюстрируются следующими графическими материалами: на фиг.1 представлен первый вариант устройства, на фиг.2 - второй. Так, устройство по первому варианту состоит из газовода 1, герметично соединяемого с камерой сгорания двигателя, узлов подачи компонента 1 (поз.2) и компонента 2 (поз.3) топлива с соответствующими выходными отверстиями 4, 5, реакционной полости 6, расположенной непосредственно в газоводе, транспортирующем факел в камеру сгорания двигателя. Лазерная свеча, соединяемая с корпусом 7, состоит из малогабаритного лазера 8, узла фокусировки излучения 9, герметично соединенного с корпусом 7, предотвращая попадание компонентов наружу, кабеля питания лазера 10. Излучение, прошедшее через узел фокусировки 9, попадает в реакционную полость. На фиг.1 и 2 приведено несоосное расположение лазерной свечи и газовода при угле между осями лазерной свечи и канала, равном 90°. Оптический пробой происходит в точке фокусировки 11, расположенной на некотором расстоянии от выходного отверстия 5 компонента 2 по направлению выходного отверстия газовода.

Во втором варианте устройства (фиг.2) имеется коллектор 12 для отвода части компонента 2 в охлаждающий канал 13.

Расходы компонентов и их соотношение, а следовательно, и рабочая температура в реакционной полости после зажигания выбираются из условия обеспечения работоспособности конструкции, то есть обеспечения стойкости выбранных материалов конструкции устройства при рабочей температуре.

Рассмотрим работу устройства по первому варианту. Через узел подачи 2 в устройство подается компонент 1, заполняющий все полости устройства, включая узел подачи 3 второго компонента. Через узел подачи 3 подают второй компонент топлива. Через некоторое время происходит вытеснение вторым компонентом первого, при этом включается лазер. В процессе этого вытеснения в области фокусировки происходит изменение соотношения компонентов топлива и при достижении некоторого его значения происходит воспламенение смеси. В общем случае, это значение может существенно отличаться от среднего соотношения, определяемого из величин расходов компонентов на стадии стационарной работы устройства. После осуществления пробоя и воспламенения смеси, лазер выключается, а возникающий факел продуктов сгорания через газовод попадает в камеру сгорания двигателя и воспламеняет компоненты топлива в самой камере сгорания. После воспламенения компонентов в камере сгорания факел устройства гасится либо прекращением подачи окислителя и горючего, либо прекращением подачи одного из компонентов. В этом случае истечение второго компонента предотвращает попадание горячих газов из камеры сгорания в устройство, а также оказывает охлаждающее воздействие. Порядок подачи компонентов в устройство может быть и обратным - вначале может подаваться компонент из узла подачи 3, а затем - второй компонент из узла подачи 2.

Во втором варианте устройства (фиг.2) компонент 2 попадает в коллектор 12, из которого часть его поступает в канал газовода через отверстие 5, а часть - в охлаждающий канал 13, охлаждая тем самым газовод, и выбрасывается на срезе газовода через кольцевой канал в камеру сгорания.

Устройство по первому варианту целесообразно использовать при кратковременной работе запального устройства, по второму - при более длительной работе запального устройства в составе камеры сгорания, когда необходимо избежать перегрева стенок газовода и узла крепления газовода к камере сгорания двигателя.

Разработанные варианты устройства были реализованы в процессе экспериментальных исследований по лазерному воспламенению компонентов ракетного топлива на стенде 5СТ-04 Центра Келдыша. В качестве компонентов использовались следующие топливные пары: кислород-водород, кислород-метан с суммарным расходом до 10 г/с. Кислород подавался через узел подачи 1, а водород или метан - через узел подачи 2. Использовался малогабаритный твердотельный лазер с длиной волны излучения 1064 нм, энергией лазерных импульсов, обеспечивающих надежное воспламенение компонентов, на уровне ~2…7 мДж при длительности импульса 8 нс. Апробированы различные временные режимы опережения подачи компонентов. Установлено, что надежное воспламенение имеет место как при опережении подачи окислителя, так и при опережении подачи горючего, а также при их одновременной подаче.

Источники информации

1. Конструкция и применение жидкостных ракетных двигателей. / Под ред. Г.Г.Гахуна. М.: Машиностроение, 1989 стр.77, рис.4.7.

2. Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты). Патент РФ №2326263, F02K 9/95, опубл. 20.03.09.

Формула изобретения

1. Лазерное устройство воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя, содержащее корпус с газоводом для транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в камеру сгорания, узлы подачи компонентов топлива, реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, узел фокусировки, отличающееся тем, что лазерная свеча установлена в корпусе устройства несоосно газоводу, при этом реакционная полость расположена в газоводе, а узел фокусировки расположен так, что лазерная энергия фокусируется на стенку газовода или в его объем.

2. Лазерное устройство воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя, содержащее корпус с газоводом для транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в камеру сгорания, узлы подачи компонентов топлива, реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, узел фокусировки, отличающееся тем, что лазерная свеча установлена в корпусе устройства несоосно газоводу, при этом реакционная полость расположена в газоводе, узел фокусировки расположен так, что лазерная энергия фокусируется на стенку газовода или в его объем, кроме того, в газоводе выполнен охлаждающий канал, соединенный с одним из узлов подачи компонентов.